空气涡轮火箭发动机燃烧室异型尾缘波瓣混合器同轴射流火焰熄火特性研究

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作者 彭沐彬 胡斌 +3 位作者 赵巍 曾文 马英群 赵庆军 《推进技术》 北大核心 2026年第1期168-177,共10页

空气涡轮火箭(Air Turbo Rocket,ATR)发动机燃烧室的主要功能是实现内涵富燃燃气与外涵空气的高效燃烧。异型尾缘波瓣混合器通过在燃烧室构建多尺度涡系结构实现掺混与稳焰的一体化设计,可以有效缩短燃烧室长度,提升发动机推重比。本文... 空气涡轮火箭(Air Turbo Rocket,ATR)发动机燃烧室的主要功能是实现内涵富燃燃气与外涵空气的高效燃烧。异型尾缘波瓣混合器通过在燃烧室构建多尺度涡系结构实现掺混与稳焰的一体化设计,可以有效缩短燃烧室长度,提升发动机推重比。本文以ATR发动机异型尾缘波瓣混合器为对象,完成异型尾缘波瓣混合器同轴射流火焰熄火特性试验,获得异型尾缘波瓣混合器的熄火边界及近熄火状态下的火焰动态特性。研究结果表明:(1)随着空气流速的逐渐增大,燃烧室吹熄速度逐渐降低,贫燃熄火当量比呈现先减小后增大的趋势;(2)相对基础波瓣混合器,在波瓣混合器尾缘增加锯齿后燃烧室吹熄速度和贫燃熄火当量比分别平均拓宽21.9%和35.5%;(3)增大波瓣混合器尾缘锯齿的安装角和锯齿高度可以提升燃烧室火焰稳定性;(4)波瓣同轴射流火焰的振荡模式主要以压力和热释放相互耦合的低频振荡为主,同时存在叠加在低频振荡上的高频小波脉动,在近熄火工况会产生峰值为30 Hz且具有约15 Hz带宽的火焰分层振荡。 展开更多

关键词 空气涡轮火箭发动机 波瓣混合器 锯齿尾缘 熄火特性 火焰动态特性

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自力式调压阀变开度流场及特性分析 被引量：16

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作者 李哲 魏志军 张平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期622-626,共5页

以研究自力式调压阀性能为目的,利用动态网格方法对阀门内流场进行数值模拟。通过对不同入口流量和弹性系数的多个算例分析得到:稳定压力和入口流量呈直线关系;稳定压力、阀门开度和弹性系数呈二次曲线关系。调压阀在入口质量流量变化时... 以研究自力式调压阀性能为目的,利用动态网格方法对阀门内流场进行数值模拟。通过对不同入口流量和弹性系数的多个算例分析得到:稳定压力和入口流量呈直线关系;稳定压力、阀门开度和弹性系数呈二次曲线关系。调压阀在入口质量流量变化时,阀门可以很快稳定,实现对压力和流量进行的调节。 展开更多

关键词 燃气发生器 压力控制阀 流动分布 动态网格+ 弹性系数

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高温升蒸发型双腔燃烧室的设计 被引量：6

3

作者 黎明 吴二平 唐明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期418-422,共5页

为了满足热风洞对燃烧室高温升的要求,设计了以航空煤油为燃料的蒸发型燃烧室,采用主辅火焰筒前后配置的双腔结构使燃烧室实现了1600K的温升。通过对燃烧室的气动热力计算,确定出了燃烧室的总体尺寸,设计了燃烧室的主要部件并对燃烧室... 为了满足热风洞对燃烧室高温升的要求,设计了以航空煤油为燃料的蒸发型燃烧室,采用主辅火焰筒前后配置的双腔结构使燃烧室实现了1600K的温升。通过对燃烧室的气动热力计算,确定出了燃烧室的总体尺寸,设计了燃烧室的主要部件并对燃烧室进行了一定的性能实验。实验及应用结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面满足设计要求,具有一定的适用性和工程实用价值。 展开更多

关键词 燃烧室 高温升 蒸发型 双腔+

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平板尺寸对NexGen燃烧器冲击射流换热特性的影响研究 被引量：3

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作者 白杰 陈昭 王伟 《科学技术与工程》 北大核心 2016年第35期116-122,共7页

NexGen燃烧器是美国联邦航空管理局(federal aviation administration,FAA)指定的用于动力装置防火试验的燃烧器。为了研究平板尺寸L与冲击间距Z之比(L/Z)为4、5和6的情况下对平板的温度、努塞尔数和热流分布的影响,采用商用Fluent软件... NexGen燃烧器是美国联邦航空管理局(federal aviation administration,FAA)指定的用于动力装置防火试验的燃烧器。为了研究平板尺寸L与冲击间距Z之比(L/Z)为4、5和6的情况下对平板的温度、努塞尔数和热流分布的影响,采用商用Fluent软件模拟了NexGen燃烧器火焰射流冲击平板的过程,分析了火焰冲击平板的流场;并对不同L/Z下平板的表面温度、努塞尔数和热流的分布规律进行了研究。同时,对平板表面危险点的分布情况做出了预判,得出危险点主要集中在以平板几何中心为中心的0.15 m×0.2 m范围内。 展开更多

关键词 NexGen燃烧器 平板尺寸 温度 努塞尔数 射流冲击换热

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旋风式燃气过滤器的冷流实验和内流场模拟 被引量：1

5

作者 魏志军 张平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期138-140,共3页

为了考察某导弹系统燃气发生器的旋风式燃气过滤器的除尘特性,对其进行了冷流实验研究,对除尘效率进行了模拟测量,并应用多流体模型的IPSA算法对其内流场进行了三维两相的数值模拟。计算结果与实验结果较符合,计算得到的分离界限粒径为2... 为了考察某导弹系统燃气发生器的旋风式燃气过滤器的除尘特性,对其进行了冷流实验研究,对除尘效率进行了模拟测量,并应用多流体模型的IPSA算法对其内流场进行了三维两相的数值模拟。计算结果与实验结果较符合,计算得到的分离界限粒径为2μm～3μm。 展开更多

关键词 燃气发生器 过滤器 冷流试验 内流空气动力学 数值仿真

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火焰筒内燃气辐射的蒙特卡罗法计算

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作者 张建强 朱谷君 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第1期45-48,共4页

用概率统计方法计算了航空发动机燃烧室火焰筒内燃气对壁面的辐射热流，计算中考虑了燃气的辐射及吸收特性。该计算程序适用于二维轴对称的环型燃烧室和单管燃烧室辐射热流的计算，并对计算结果进行误差分析。介绍了算例计算结果，为了... 用概率统计方法计算了航空发动机燃烧室火焰筒内燃气对壁面的辐射热流，计算中考虑了燃气的辐射及吸收特性。该计算程序适用于二维轴对称的环型燃烧室和单管燃烧室辐射热流的计算，并对计算结果进行误差分析。介绍了算例计算结果，为了检验该计算程序的可靠性，对角系数进行了校核计算，其结果是令人满意的。此外，文中还介绍了对某环型燃烧室和一假想单管燃烧室的计算及误差分析结果。 展开更多

关键词 火焰筒 辐射 传热 蒙特卡罗法 航空发动机

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典型工况下低排放燃烧室的压力振荡特性 被引量：3

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作者 李文朝 林宇震 秦皓 《航空发动机》 2016年第2期61-66,共6页

为了研究低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡特性,针对模型燃烧室进行了燃烧自激振荡特性试验。在试验中测量了采用贫油预混预蒸发（LPP）燃烧技术的低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡频率和幅值,在燃烧室进口压力为1.10~2.77MPa、... 为了研究低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡特性,针对模型燃烧室进行了燃烧自激振荡特性试验。在试验中测量了采用贫油预混预蒸发（LPP）燃烧技术的低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡频率和幅值,在燃烧室进口压力为1.10~2.77MPa、燃烧室进口温度为656~845 K、燃烧室压降为3.41%~4.35%范围内,分析了燃油粒径变化对振荡特性的影响。分析结果表明：局部当量比脉动是引发燃烧不稳定的因素之一。通过计算燃油二次雾化状态下的液滴最大粒径,发现燃油液滴粒径的变化对主燃级出口处的局部当量比脉动有直接影响,从而引起燃烧室压力振荡幅值和频率的变化。 展开更多

关键词 压力振荡 燃油粒径 局部当量比脉动 低排放燃烧室 贫油预混预蒸发 中心分级 航空发动机

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基于改进局部线性模型树的航空发动机过渡态非线性辨识 被引量：5

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作者 王伟 李建锋 刘帅 《信息与控制》 CSCD 北大核心 2020年第5期560-569,577,共11页

为了解决在采用局部线性模型树(LOcal Linear MOdel Tree,LOLIMOT)辨识发动机非线性系统时,出现的辨识网络复杂和模型精度问题,提出一种将非线性自回归滑动平均模型(NARMAX)和LOLIMOT网络融合的改进神经网络结构.基于非线性自回归滑动... 为了解决在采用局部线性模型树(LOcal Linear MOdel Tree,LOLIMOT)辨识发动机非线性系统时,出现的辨识网络复杂和模型精度问题,提出一种将非线性自回归滑动平均模型(NARMAX)和LOLIMOT网络融合的改进神经网络结构.基于非线性自回归滑动平均模型NARMAX的思想,将原始局部子模型的线性函数替换为非线性多项式函数,并基于AIC(Akaike information criterion)显著性准则的前向选择法对非线性项按照重要性程度进行选择,将简化后的非线性函数用于构建原始LOLIMOT模型局部子模型,形成一种改进LOLIMOT网络模型.通过某航空发动机过渡态下的辨识实验表明,改进算法能够将原LOLIMOT模型复杂度降低46%左右,相对预测精度提高50%以上,验证了在对发动机模型复杂度和精度要求较高的领域,改进模型是一种更加有效的网络结构. 展开更多

关键词 航空发动机 非线性系统 局部线性模型树(LOLIMOT) 系统辨识 AIC准则

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带药柱缠绕复合材料工艺研究 被引量：2

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作者 雷海锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第6期82-85,共4页

叙述了带药柱缠绕复合材料新工艺。该工艺把药柱、发动机前封头、后封头、包覆层和绝热层组装成组合芯模，然后缠绕成固体燃料燃气发生器。产品质量可靠，气密性试验、抽样常温点火试验以及姿控系统单项试验合格率均为１００％。

关键词 燃气发生器 复合材料 火箭发动机 壳体 缠绕工艺

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湍流模型在NexGen燃烧器出口流场模拟中的应用 被引量：3

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作者 白杰 尹莉萍 贾惟 《科学技术与工程》 北大核心 2017年第36期228-235,共8页

Nex Gen燃烧器是美国联邦航空管理局(federal aviation administration,FAA)指定用于开展防火试验的燃烧器。采用商用Ansys Fluent软件对NexGen燃烧器进行三维定常数值模拟,研究其出口流场,为防火试验试验方案的设计提供参考和指导。首... Nex Gen燃烧器是美国联邦航空管理局(federal aviation administration,FAA)指定用于开展防火试验的燃烧器。采用商用Ansys Fluent软件对NexGen燃烧器进行三维定常数值模拟,研究其出口流场,为防火试验试验方案的设计提供参考和指导。首先,分别利用冷态流场和燃烧反应的实验数据验证计算模型的有效性;其次,由于燃烧问题和NexGen燃烧器结构的复杂性,为寻求一种能够捕捉其流场变化特性的湍流模型,研究不同湍流模型对出口流场的影响。分别选用Standard k-ε模型、RNG k-ε模型和Realizable k-ε模型进行数值模拟。结果表明,采用不同湍流模型时,计算得到的速度场和温度场不同;而Realizable k-ε模型计算得到的燃烧器出口下游101.6 mm处校准面上的温度分布、七点平均温度和平均热流密度与实验值吻合较好,因此更适用于防火试验的模拟研究。 展开更多

关键词 燃烧器 湍流模型 速度 温度 热流密度

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大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定方法 被引量：2

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作者 吴明峰 吕重阳 +1 位作者 骆广琦 李华雷 《航空发动机》 北大核心 2023年第6期127-134,共8页

为了在试验验证阶段准确、全面地剖析涡扇发动机核心机性能,基于核心机多次试验结果,提出在工程中易实现的核心机性能评定方法。通过试验确定测量参数,介绍核心机性能评定工作流程,论述性能评定关键参数的测量和计算方法。分析部件流量... 为了在试验验证阶段准确、全面地剖析涡扇发动机核心机性能,基于核心机多次试验结果,提出在工程中易实现的核心机性能评定方法。通过试验确定测量参数,介绍核心机性能评定工作流程,论述性能评定关键参数的测量和计算方法。分析部件流量、效率等参数变化对核心机循环功及油耗的影响,以涡轮为例阐述部件试验与核心机试验差异的原因包含气动构型、工作环境、测量不确定度、冷气4个维度的因素,论述了通过减少漏气、优化工作线等手段提升部件效率,讨论核心机流量、循环功、耗油率对整机的支撑作用。核心机与部件偏离的合理范围应参照测量不确定度,超出合理范围的偏离采用了单因素敏感性分析方法分解到部件层级。结果表明:该方法适用于大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定,对其他构型的核心机也有一定借鉴作用。 展开更多

关键词 大涵道比涡扇发动机 核心机 性能评定 试验 测量参数

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利用“蒸汽注入”技术提高国产燃机性能

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作者 钱研生 李怀悌 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第2期187-190,共4页

以 WZ- 5发动机燃气发生器作为试验机 ,进行了“蒸汽注入”试验。本文对试验机的选择、改装、试验参数的确定以及试验方案作了较详细叙述。试验结果表明 :在注入蒸汽量 3.6 t/h的情况下 ,WZ- 5发动机功率可提高 4 0 % ,热效率可提高 2 5... 以 WZ- 5发动机燃气发生器作为试验机 ,进行了“蒸汽注入”试验。本文对试验机的选择、改装、试验参数的确定以及试验方案作了较详细叙述。试验结果表明 :在注入蒸汽量 3.6 t/h的情况下 ,WZ- 5发动机功率可提高 4 0 % ,热效率可提高 2 5% ,发动机出口温度场没有变坏。 展开更多

关键词 燃气发生器 蒸汽注入 试验

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双轴燃气发生器实验中关于喷气式引擎性能的计算（英文）

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作者 杜明瀚 艾特曼·帕卡史 《青岛大学学报（自然科学版）》 CAS 2019年第4期101-107,共7页

利用双轴燃气发生器的调查与实验,通过分析找到提升喷气引擎内燃机效率的方法。结合试验结果,运用数据分析的方法,得出了通过改变引擎自身属性以及改进入口温度,燃料比例等参数来提高内燃机效率的方法,并在此基础上,结合公式与理论的分... 利用双轴燃气发生器的调查与实验,通过分析找到提升喷气引擎内燃机效率的方法。结合试验结果,运用数据分析的方法,得出了通过改变引擎自身属性以及改进入口温度,燃料比例等参数来提高内燃机效率的方法,并在此基础上,结合公式与理论的分析,提供计算可能影响引擎性能的参数的方法。并由此针对喷嘴出口检验方法的问题,得出了一个检查出口是否存在堵塞问题的方法。研究结果表明,通过分析喷嘴出口处气体的马赫数来判断喷嘴是否存在堵塞是可行的。 展开更多

关键词 双轴燃气发生器 喷气引擎 衡熵过程 热效率 涡轮入口温度

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杆式声雾化器雾化特性的试验研究 被引量：1

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作者 夏允庆 程华定 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第1期93-95,共3页

就杆式声雾化器的流体动力参数和几何参数对其雾化特性的影响进行了试验研究。试验在常温、常压下进行。用印痕法测量液雾尺寸分布特性，测量误差＜±５％。试验结果表明，声雾化器的ＳＭＤ与空气压力成反比，与液体流量成正比，共... 就杆式声雾化器的流体动力参数和几何参数对其雾化特性的影响进行了试验研究。试验在常温、常压下进行。用印痕法测量液雾尺寸分布特性，测量误差＜±５％。试验结果表明，声雾化器的ＳＭＤ与空气压力成反比，与液体流量成正比，共振腔尺寸Ｌδ对ＳＭＤ的影响最大。液雾分布近似符合Ｒ－Ｒ分布，其Ｒ－Ｒ分布指数范围与大多数喷嘴相同。 展开更多

关键词 雾化器 雾化特性 共振控 航空发动机

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燃烧室迷宫复合冷却结构

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作者 李名魁 何立明 《航空维修与工程》 北大核心 2007年第3期56-58,共3页

随着航空技术的发展，设计出高性能、长寿命的发动机以适应未来战争及民用航空的需要已成为各国航空界科技人员共同努力的方向。近20多年来，由于材料性能的提高，特别是冷却技术的发展，使涡轮前燃气温度T4^＊有了突破性的提高。目前... 随着航空技术的发展，设计出高性能、长寿命的发动机以适应未来战争及民用航空的需要已成为各国航空界科技人员共同努力的方向。近20多年来，由于材料性能的提高，特别是冷却技术的发展，使涡轮前燃气温度T4^＊有了突破性的提高。目前性能先进的燃气轮机的已高达1850K以上，增压比已高达25以上，再过20年，Tlc将高达30以上，Tlc可望高达2400K， 展开更多

关键词 迷宫复合冷却结构 燃烧室 材料性能 航空技术 科技人员 民用航空 未来战争 冷却技术

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